机翼极限环振荡（LCO）是典型的非线性气动弹性问题，严重的会造成机翼的结构破坏。为了精确捕捉极限环振荡初始临界点，准确预测极限环的幅值，为机翼的设计提供准确的数据参考，本文综合考虑了气动与结构非线性的影响，提出了一种松耦合气动弹性仿真方法。在子迭代过程中分别采用LUSGS双时间推进和多步推进法交替求解气动和结构动力学方程；一种高效的插值技术应用于耦合界面数据的映射与传递；采用精确动网格技术模拟气体的非定常流动。对标准模型切尖三角翼的跨音速极限环振荡的计算与分析，表明相比同类仿真方法，通过此方法得到结果与实验值吻合更好；证明了结构几何非线性与气动非线性是诱发LCO的重要原因。耦合仿真方法保真度高，能为强非线性结构的强度设计提供重要依据。
